高分辨率相機大功率焦面熱設計及驗證

王殿君，孔 林，張 雷，姜 峰

（長光衛星技術股份有限公司，長春 130033）

0 引言

隨著空間遙感技術的快速發展，空間相機的分辨率越來越高，幅寬越來越大，焦面的功率密度持續增大，散熱需求不斷增加。焦面系統是空間相機的關鍵部件，當相機工作時，焦面功耗會驟然加大，造成電箱內部CCD 器件溫度迅速提升；相機不工作時，焦面完全不發熱，容易受散熱面低溫的影響，導致焦面溫度過低。而工作時過大的溫升會產生一定的熱噪聲和暗電流，導致相機信噪比降低，影響成像質量。因此，保證焦面系統處于較低的溫度水平和較小的溫度波動對于保持相機系統較高的信噪比極為重要[1-3]。

自20 世紀90 年代開始，多個國家研制了若干種高分辨率光學遙感衛星，同時開展了空間相機焦面的熱控研究。由于焦面為活動部件，安裝有移動的調焦機構，用于調整焦面位置，使得焦面無法直接安裝熱管。同時，活動的焦面需要剛度小、質量小的連接方式，以避免產生結構變形，影響成像質量。中國與巴西聯合研制的地球資源衛星CBERS 搭載了3 臺用于可見光與紅外波段的相機，其焦面熱控采用導熱索方式將熱量傳遞至輻射板上，并在焦面不工作時進行補償控溫[4]。NASA 研發的“地球觀測衛星一號”（EO-1）搭載了1 臺高級陸地成像儀（ALI），其焦面的熱控采用導熱鋁條連接焦面與散熱面，并在鋁條上設置了補償加熱裝置[5]。以上2 顆衛星對焦面的熱設計方案為大部分焦面散熱的通用方案，缺點是導熱索均為金屬材料，質量、剛度均較大且導熱效率偏低。近幾年，國外研究出一種采用碳纖維材料的導熱索，實現了活動焦面的散熱設計；但碳纖維材料僅能單向導熱，需要用較多的層數來提高導熱效率，因此這種導熱索僅適用于功率較小的焦面[6]。中國科學院長春光學和精密機械研究所針對某多姿態變化相機的焦面，提出了由熱開關控制雙輻射板散熱的方案[7]——當某一輻射板升溫較大時，通過熱開關狀態改變傳熱路徑，將熱量傳遞切換至另一輻射板上，其缺點是需要為相機單獨安裝2 塊輻射板，增加了整星重量。彭建偉等針對大功率焦面提出了采用流體回路的控溫方案[8]，在焦面的背部安裝基板內部排布傳熱管道，通過流體為焦面散熱，但這種方法缺少在軌應用經驗。

某高分辨率光學遙感相機上安裝了1 組功率600 W 的焦面系統，對系統溫度水平及CCD 組件的溫升均提出了較嚴格的要求，傳統的散熱方式已無法滿足該焦面的控溫需求，需要設計出更有效的熱控方案。本文分析該焦面的特點、安裝位置與熱控需求，并為其進行詳細的主被動散熱設計，其中特別采用石墨材料柔性導熱索以同時滿足活動焦面與散熱面的高效熱耦合及剛性解耦需求，通過仿真分析確定初步熱設計效果和優化方案；最后通過地面熱試驗驗證熱設計方案的合理性和應用效果。

1 焦面的特點及控溫需求

1.1 焦面的特點

相機焦面工作時，TDI CCD 會將光學圖像轉換為模擬信號，再經模/數轉換后以LVDS 格式傳送至FPGA，最終經FPGA 整合后通過TLK2711 高速傳輸接口發送至成像處理箱。焦面箱結構如圖1所示，采用層疊式電箱結構，由4 層印制電路板（PCB）組成，本體尺寸為511 mm×170 mm×89 mm，單機質量10.2 kg。

圖1 焦面箱Fig.1 Focal plane assembly

焦面為活動部件，與調焦機構一起安裝在相機底部，因此不能通過熱管與散熱面直接連接。焦面采用集成化設計，即除CCD 組件外，FPGA 等大功耗器件也集成在電箱中，使得焦面總功耗較大（焦面電箱工作時的總功耗為600 W）；同時，焦面還具有工作時間長（最長連續工作時長為600 s）、瞬時功耗大的特點，且焦面熱容較?。阂陨线@些特點給焦面的熱控設計增加了難度。

1.2 焦面控溫需求

焦面控溫需求主要包括：

1）焦面溫度保持在10～45 ℃之間；

2）CCD 組件連續工作600 s 后的溫升不超過10 ℃。

2 焦面熱設計方案

為保證焦面溫度滿足指標要求，熱控設計應遵循以下思路：

1）保證焦面整體溫度均勻；

2）工作時將熱量有效散出，避免溫升過大；

3）通過溫度補償避免不工作時溫度偏低。

焦面熱設計總體方案如圖2 所示，焦面不工作時通過主動熱控控溫，保持焦面溫度；焦面工作時，將熱量通過導熱索與槽道熱管傳遞至衛星散熱面向周圍空間發散。

圖2 焦面熱設計總體方案示意Fig.2 Block diagram of thermal design of the focal plane assembly

2.1 被動熱控設計

焦面被動熱控設計的散熱路徑如圖3 所示。根據散熱路徑實施被動熱控措施，包括：

圖3 焦面散熱路徑示意Fig.3 Schematic diagram of heat dissipation paths of the focal plane assembly

1）焦面外殼除安裝面以外的5 面均做黑色陽極化處理，以提高焦面外殼向外輻射散熱的能力；

2）焦面內部的大熱量器件分散布局且靠邊框放置，以便將熱量傳導給焦面外殼，如驅動芯片靠近結構邊框采用柔性導熱墊與散熱片接觸并固定到焦面外殼上；

3）在電源板的DC/DC 模塊下表面與PCB 之間以及大功耗芯片上表面安裝鋁片，且鋁片與電箱殼為一體化結構，以減小接觸熱阻；

4）利用柔性導熱索連接焦面電箱及熱管，導熱索兩端為剛性鋁合金端子，中間為柔性高效導熱的石墨片，可在將焦面熱量有效導出的同時實現焦面與散熱面及熱管的剛性解耦；

5）熱管兩端分別連接導熱索和衛星散熱面，并在衛星平臺上設計支撐裝置，以提高熱管安裝的穩定性和安全性。

2.2 主動熱控設計

焦面主動控溫加熱回路的控溫門限設置為14.5～15.5 ℃，作為焦面不工作時的溫度補償。當溫度低于14.5 ℃時，加熱回路開始工作；當溫度高于15.5 ℃時，加熱回路停止工作。主動控溫加熱片及控溫傳感器粘貼在電箱表面，粘貼位置如圖4 所示。

圖4 焦面加熱片和測溫點位置Fig.4 Positions of heater and temperature measurement points of the focal plane

2.3 柔性導熱索設計

本文所研究的焦面為功耗600 W 的大功率單機，需要設計一種高導熱性、低剛度的柔性導熱帶，用于焦面的散熱。導熱索主要由冷熱兩端的端子與柔性導熱帶組成：熱端端子與焦面連接，將熱量通過接觸面傳遞至端子上，再通過柔性導熱帶傳遞至冷端端子；冷端端子與熱管連接，將熱量通過熱管傳遞至衛星散熱面。當焦面需要移動調焦時，導熱索熱端與柔性導熱帶可以隨動，導熱帶的長度余量可以保證導熱索冷端及熱管不會因導熱帶的運動而受力。

如圖5 所示，導熱索端子由上下兩層剛性夾具組成，選用高熱導率的鋁合金材料制成，端子夾具通過螺釘安裝，須保證夾具與導熱帶間有足夠的壓緊力；熱管安裝端根據熱管尺寸設計成雙面對稱夾緊，使熱量傳遞更加均勻。焦面安裝面與熱管安裝面均使用柔性導熱墊來減小連接處的接觸熱阻。導熱索的柔性導熱帶由高熱導率的石墨導熱膜層疊粘貼制成。這種石墨膜是一種新型導熱材料，熱導率高達1000 W/(m·K)，密度僅1210 kg/m3，且具有多向導熱的特點，已逐步用于航天領域[9]。導熱帶的寬度與長度根據熱端端子與焦面的安裝尺寸確定，且導熱帶設計成回字形，以有效減小質量，提高導熱效率。

圖5 柔性導熱索Fig.5 Flexible thermal strap

3 焦面熱仿真分析

3.1 散熱路徑接觸熱阻計算

焦面工作時的具體散熱路徑為：產生的熱量經由接觸面傳遞至導熱索熱端，柔性導熱帶通過與導熱索冷/熱兩端的接觸傳熱，將熱量傳遞到導熱索冷端；導熱索冷端與熱管連接，通過熱管將熱量傳遞至衛星散熱面，最終輻射至周圍空間。導熱索與熱管面積較小，且做熱包覆處理，故二者的輻射散熱量較小，在熱仿真計算中可對它們進行簡化處理；但焦面散熱過程較為復雜，接觸傳熱較多，因此需對焦面散熱路徑上各個環節的接觸熱阻進行分析，如圖6 所示。

圖6 焦面接觸傳熱路徑分析Fig.6 Contact heat transfer path analysis of the focal plane

由圖6 可知，焦面與散熱面之間的總接觸熱阻R為

其中，導熱索與熱管間的總接觸熱阻R2滿足

式(2)中每個環節i的接觸熱阻Ri可根據接觸面積Ai與接觸傳熱系數Ki計算，Ri=1/KiAi，本研究中取Ki=100。

3.2 初步熱仿真分析

根據第2 章所述熱設計方案，利用熱分析軟件建立焦面的有限元模型，如圖7 所示：焦面結構以薄板為主，故熱分析模型建立為殼單元，單元厚度通過等效體積法計算，并采用熱耦合的方式對模型進行簡化。對于電箱內部，簡化掉CCD 組件以外的其他芯片模型，并將其功耗附在每層的PCB 上。

圖7 焦面熱分析模型Fig.7 Thermal analysis model of the focal plane

針對焦面模型進行瞬態熱分析，設焦面初始溫度15 ℃，環境溫度0 ℃，考核連續工作600 s 后焦面電箱殼體的溫度以及CCD 組件的溫升，結果如表1所示。焦面電箱殼體與CCD 組件各設置了3 個測溫點，分布在中間與兩端位置。

表1 連續工作600 s 后的焦面熱分析結果Table 1 Thermal analysis results of focal plane after continuous operation for 600 s

3.3 小結

由表1 可知：焦面電箱殼體溫度在15.0～24.1 ℃之間，CCD 組件溫度在15.3～26.6 ℃之間，滿足焦面整體控溫指標范圍，證明了所設計的高性能柔性導熱索可以有效幫助焦面散熱；但焦面CCD 組件的溫升在10.7～11.1 ℃之間，略超熱控指標要求的溫升不超過10 ℃。為降低溫升，保證成像質量，需對焦面熱設計進行優化。

4 熱設計優化

熱設計優化的目標是降低CCD 組件工作過程中的溫升，因此可以利用相變材料儲存熱量且保持溫度不變的特點，通過使用相變熱管來降低溫升[10]。相機工作600 s 后，會在2 個軌道周期內不工作，相變材料可以利用這個間歇期將所存儲的熱量進行排散，從而恢復到初始狀態。

4.1 相變熱管方案

適用于航天器使用的相變材料一般應滿足以下要求[11]：

1）具有合適的相變溫度以及較高的相變潛熱；

2）具有較高的熱導率；

3）質量密度大，比熱容大；

4）熔化和凝固可靠且可逆；

5）成本低，無毒，對器件無危害；

6）與容器和填充材料相容；

7）性能數據可用且有出處。

焦面不工作時，熱控分系統通過主動熱控將其溫度控制在15 ℃左右，因此可以選用相變點溫度略高于15 ℃的相變材料。經綜合考慮，本研究選擇熔點為16.7 ℃的正十六烷作為相變熱管的填充材料，其化學性質穩定，對電子設備無危害，并且具備熱容大、密度大、成本低等特點，滿足焦面熱控對相變材料的要求。

但正十六烷的熱導率相對較低，因此在相變熱管的設計上需要有導熱增強措施，以提高整個相變熱管的導熱性能，降低內部溫差，提高儲熱性能。導熱增強的方式一般有2 種：1）通過在相變材料中添加石墨粉、金屬粉等材料；2）通過熱管封裝的導熱增強處理，如增加翅片、蜂窩等方式。出于成本、加工難度等因素考量，本研究選擇鋁翅片作為導熱增強體，并將翅片與封裝結構一體化成型，以強化熱管的導熱性能。相變熱管封裝結構如圖8 所示，一體化翅片均勻分布在熱管內部，在熱管空腔部分填充相變材料，并保證相變材料與翅片充分接觸。焦面工作時，熱量傳遞到相變熱管內部，通過封裝與一體化翅片的導熱使溫度均勻傳遞到相變材料上；當溫度達到相變點后，相變材料由固態轉變為液態，這個過程可以保持溫度恒定，并吸收大量熱量，從而減緩焦面溫升的速度、減小溫升幅度。

圖8 相變熱管封裝結構Fig.8 Package structure of the phase change heat pipe

為防止相變熱管因泄漏而影響電子器件性能，將相變熱管安裝在電箱兩側。增加了相變熱管作為設計優化措施后，再次對連續工作600 s 后的焦面進行熱仿真分析，結果如表2 所示。

表2 增加相變熱管并連續工作600 s 后的焦面熱分析結果Table 2 Thermal analysis results of focal plane with phase change heat pipe on both ends and after continuous operation for 600 s

由表2 可知：焦面電箱殼體溫度在15.0～22.2 ℃之間，CCD 組件溫度在15.3～22.7 ℃之間；CCD 組件的溫升最高為7.2 ℃，比未使用相變熱管時降低了3.9 ℃，已可滿足熱控指標要求。證明使用相變熱管可以有效降低焦面CCD 組件的溫升，針對焦面的熱設計措施合理可行。

5 相機熱平衡試驗

為了驗證焦面熱設計的正確性以及熱分析結果的準確性，對相機開展熱平衡試驗[12-13]。

5.1 試驗方案

試驗的參試產品為高分辨率相機正樣產品，試驗件由相機本體、焦面以及試驗工裝組成。相機主體及焦面設置主動加熱區進行控溫，保證相機各組件溫度在控溫要求范圍內。同時，對相機工裝尤其是相機安裝面進行必要控溫，以模擬相機安裝在衛星平臺的邊界條件。

相機熱平衡試驗裝置主要由高分辨率相機試驗件、試驗工裝、溫度控制系統、溫度采集系統、電源系統和空間環境模擬器（真空罐）等組成。試驗工裝由輻射板以及相機支撐工裝組成。焦面散熱面通過輻射板模擬，焦面通過導熱索及熱管與輻射板連接。試驗技術狀態如圖9 所示。

圖9 相機熱平衡試驗現場Fig.9 Camera thermal balance test site

5.2 試驗結果

熱平衡試驗方案與熱分析仿真條件一致，考核焦面連續工作600 s 后，焦面電箱殼體的溫度及CCD 組件的溫升，試驗結果如表3 所示。

表3 焦面熱平衡試驗結果Table 3 Thermal balance test results of the focal plane

試驗過程中，1 個工作周期內的焦面溫度曲線如圖10 所示。

圖10 焦面溫度曲線Fig.10 Temperature curves of the focal plane assembly

從熱平衡試驗結果來看，焦面電箱殼體溫度在15.1～22.6 ℃之間，CCD 組件溫度在16.4～23.7 ℃之間，滿足焦面熱控指標要求；CCD 組件最大溫升不超過7.2 ℃，具有一定的設計裕量，符合設計指標要求。試驗結果與熱分析結果基本一致，表明針對該焦面的熱設計方案合理可行，熱分析結果準確可靠。

6 結束語

本文根據某高分辨率光學遙感相機焦面的特點進行熱設計：通過鋁片盡量減小焦面內部大功率器件與機殼之間的熱阻；設計了一種高熱導率回字形柔性導熱索，并與熱管一起建立了焦面的散熱路徑，可以將焦面熱量傳遞到衛星的散熱面，避免了為焦面額外單獨設置輻射板而增加整星重量；導熱索采用高熱導率石墨柔性材料，解決了活動焦面與散熱面的高效熱耦合及剛性解耦問題，實現了焦面的有效散熱。當初步熱分析結果表明無法滿足CCD組件溫升控制指標后，增加了相變熱管方案；相變熱管封裝采用了與翅片一體化的設計，達到導熱增強的效果，有效降低了CCD 組件的溫升。

相機熱平衡試驗結果顯示：連續工作600 s 后，焦面溫度不僅滿足熱控指標要求，且均在最佳工作范圍之內，說明針對該相機焦面的熱設計方案合理可行，為大功率焦面的熱控設計提供了參考。